aero ii resúmen módulo i

8/11/2019 Aero II Resmen Mdulo i

1/16

1

Estabilidad esttica lateral y direccional

El estudio de las caractersticas del avin cuando su trayectoria de vuelo no yace ms enun plano de simetra define los alcances de esta temtica. Esa desviacin de la

trayectoria, hace referencia a que el viento relativo va a estar ahora generando un ngulodeterminado respecto de la lnea media de la aeronave; este ngulo va a ser llamado dedeslizamiento . El mismo, es semejante al ngulo de ataque de la aeronave, slo queyace en otro plano y se comporta de una manera considerablemente distinta.

El problema que aborda el estudio de la estabilidad esttica direccional es, primeroasegurar que la aeronave tienda a permanecer en equilibrio a deslizamiento nulo ysegundo proveer cierto control para mantener cero deslizamiento durante determinadasmaniobras que introduzcan momentos tendientes a producirlo.


2/16

2

Estabilidad esttica direccional a comandos bloqueados

La estabilidad esttica direccional se define como la tendencia de un avin a desarrollarmomentos restitutivos cuando es perturbada respecto de su condicin de equilibrio, esdecir, es la tendencia a regresar a dicha condicin. El objetivo entonces, es estudiar losmomentos de guiada desarrollados a causa tanto del deslizamiento como de la propia

guiada para ver si dichos momentos tienden a reducir el deslizamiento o incrementarlo.El estudio de la estabilidad esttica direccional se puede llevar a cabo como en el caso dela longitudinal; asumiendo las contribuciones individuales de cada parte de la aeronave.

Al igual que en otras situaciones, el anlisis se realiza a partir del estudio de un parmetroadimensional, en este caso, el coeficiente de momento de guiada (Cmn) y su variacinen funcin del ngulo de guiada, .

(Donde = )

La curva final de estabilidad direccional que se presenta a continuacin, est construida apartir de las mencionadas contribuciones de las distintas partes del avin.


3/16

3

Control direccional

A pesar de que el avin, en virtud de su simetra, normalmente se encontrar en equilibriosin deslizamiento (zero sideslip), existen muchas condiciones de vuelo o maniobras quepueden introducir momentos de guiada, los cuales deben ser compensados si sepretende mantenerse en la condicin de equilibrio.

Las condiciones de vuelo o maniobras ms comunes, que introducen momentos deguiada que deben ser compensados mediante comandos, son las siguientes:

a) Guiada adversa: Cuando el avin rola realizando un giro, el comando de alern junto con la inclinacin de los vectores de sustentacin en el ala rolante, creanmomentos de guiada que producen deslizamiento.

b) Slipstream rotation: La corriente de flujo detrs de la hlice, tiene una componente

rotacional que cambia el ngulo de ataque del empenaje vertical y puede generarun deslizamiento.c) Vientos cruzados durante despegues y aterrizajes.d) Antisymetric power: En aviones multimotor, la falla de uno de los motores a bajas

velocidades puede llegar a crear grandes momentos de guiada que deben sercorregidos mediante la aplicacin de los controles.

Estabilidad esttica direccional a comandos libres

Cuando el comando es libre de moverse, se pueden llegar a producir los llamadosmomentos de charnela o de bisagra , los cuales son susceptible de generarconsiderables efectos en la estabilidad direccional de la aeronave.

El ngulo de deflexin del comando puede expresarse analticamente en trminos de loscoeficientes de momento de charnela:

Si el avin desliza, el momento restituido dado por el empenaje se ver disminuido si elcomando deflecta con el viento, y se ver incrementado si lo hace contra el mismo. Elcomando deflectado cambia el ngulo efectivo de ataque del empenaje vertical ycontribuye al coeficiente de momento de guiada, introduciendo un factor que es funcinde su geometra, el ngulo efectivo y los coeficientes de charnela.


4/16

4

Una forma de ayudar a disminuir los efectos negativos que se pueden producir en laestabilidad direccional debido a la condicin de comando libre, es mediante la adicin dela aleta dorsal. La misma tiene dos aplicaciones fundamentales, una de ellas esincrementar la estabilidad del fuselaje para ngulos de deslizamiento altos (contribuyendodirectamente a la estabilidad direccional) y la otra es reducir la tendencia del empenajevertical a entrar en prdida.

Estabilidad lateral y control lateral

Se define como la tendencia de una aeronave a volver a su condicin de equilibrio,cuando se le apart a de sta respecto del eje y (rolido).

En este punto es importante considerar algunas cuestiones relacionadas con lageneracin de los momentos de rolido restitutivos, los cuales pueden generarse a partirdel ya conocido sistema de alerones, modificando la distribucin neta de sustentacin enel ala, o tambin a partir del deslizamiento. Este fenmeno, la generacin de un momentode rolido debido al deslizamiento, recibe el nombre de efecto diedro y tiene su origen

fundamentalmente en el diedro geomtrico. Cuando una aeronave desliza a causa de, porejemplo, una perturbacin se va a generar un subsecuente rolido. Esta situacin va aproducir un incremento en el ngulo de sustentacin efectivo del ala que baja, ya que seva a posicionar mejor respecto del viento relativo. En el ala que sube, se da la situacininversa y el diferencial de sustentacin generado produce un momento de rolido quetiende a regresar al avin a su condicin de estabilidad original.


5/16

5

Para poder estimar el efecto diedro hay que considerar, al igual que en los casosanteriores, las contribuciones ms significativas de las distintas componentes de laaeronave. En este caso, se tiene:

Efecto del grupo propulsor : Cuando una aeronave con hlice tractora guia, la estela deflujo detrs de la hlice se tuerce respecto del eje del avin. La presin dinmica en laszonas mojadas por el flujo proveniente de la hlice es mayor que en el resto y la

sustentacin en la porcin de las alas en esa condicin es consecuentemente mayor.Esa corriente torcida, genera entonces esa distribucin de sustentacin asimtrica quetermina por generar un efecto diedro negativo.


6/16

6

Efecto de los flaps: La deflexin de los flaps genera una distribucin de sustentacindistinta que, al igual que en el caso anterior, resulta en un detrimento del efecto diedro.


7/16

7

Efecto del ngulo de flecha: El efecto diedro para aviones con ngulo de flecha se vuelveuna funcin del coeficiente de sustentacin. Aviones con flecha positiva van a tener unincremento en el efecto diedro, mientras que va a suceder lo opuesto para aviones conflecha negativa. A continuacin se muestra una variacin tpica.

Para cerrar la temtica, cabe destacar que:

Un rolido, produce y una guiada produce un rolido. Ambos movimientos se encuentranacoplados


8/16

8

Estabilidad dinmica

En mecnica del vuelo, se dice que un avin es dinmicamente estable si ante cualquierperturbacin respecto a la condicin de vuelo de referencia, la amplitud de las variablesde perturbacin tiende a cero cuando el tiempo tiende a infinito.

Ntese la diferencia con el concepto de estabilidad esttica de aviones, el cual estrelacionado con la generacin de fuerzas y momentos recuperadores ante unaperturbacin de la condicin de equilibrio (sin analizar si efectivamente se acabarecuperando dicha condicin de vuelo de referencia).

El entendimiento de las caractersticas dinmicas de un avin es importante en laestimacin de la maniobrabilidad o cualidades de vuelo de un avin necesarias para eldiseo del piloto automtico.

Estas cualidades de vuelo dependen de la opinin del piloto respecto a los movimientosdel vehculo. Se puede disear un aparato que tiene una excelente performance pero noes considerado satisfactorio por el piloto.

Teora de las pequeas perturbaciones y su aplicacin a las ecuaciones de dinmica

El paquete de ecuaciones diferenciales no lineales que describen el movimiento de unaaeronave, puede linealizarse utilizando la teora de las pequeas perturbaciones. Alaplicar dicha teora, estamos asumiendo que el movimiento de la aeronave consiste enpequeas desviaciones de una condicin de vuelo estable.


9/16

9

El trabajar con ecuaciones linealizadas permite obtener sus soluciones de una forma mssencilla, lo cual es de vital importancia ya que las mismas proporcionan valiosainformacin sobre las caractersticas dinmicas del movimiento de las aeronaves.La teora de las pequeas perturbaciones permite despreciar los coeficientes quedependen de las velocidades angulares, y desacoplar el estudio de la estabilidad estticalongitudinal y la latero-direccional, a partir de ciertas caractersticas geomtricasrelacionadas con la simetra de la aeronave bajo estudio.

Para llevar a cabo el anlisis de estabilidad es necesario conocer la relacin entre lasfuerzas y momentos aerodinmicos y de propulsin, con las perturbaciones de lasvariables de inters; adems de la variacin de las propiedades msicas y de lascondiciones atmosfricas del entorno.Debido a la complejidad de los efectos de turbulencia, compresibilidad, separacin deflujo, entre otros, dichas relaciones resultan complejas de representar, inclusive realizandosimplificaciones.

Por lo tanto, para tal fin, el movimiento general de un vehculo se desacopla en dinmicalongitudinal y dinmica lateral, lo cual implica considerar pequeas perturbaciones en las

velocidades angulares.


10/16

10

Modos de respuesta dinmica del avin

1) Modos de respuesta dinmica lateral-direccional:

o Divergencia direccional y divergencia espiral.

o Rolido Holands: El balanceo del holands ocurre cuando el efecto del diedropredomina sobre la estabilidad direccional y suele ser ms acusado en avionesen flecha. Es un movimiento oscilatorio que se da a baja velocidad y CIelevados. Se produce cuando una guiada expone un ala al viento relativo demanera ms perpendicular. Ello provoca un aumento de la sustentacin y portanto un aumento de la resistencia a la vez que un movimiento de alabeo. Elaumento de resistencia del ala que sube crea un movimiento de guiada

contrario al de alabeo pero, en esta ocasin, el efecto diedro ya habrcontrarrestado el alabeo inicial con lo que tendremos la misma situacin que alprincipio pero en el ala contraria, repitindose el ciclo una y otra vez.

o Rolido Puro
http://es.wikipedia.org/wiki/Movimiento_oscilatoriohttp://es.wikipedia.org/wiki/Alabeo_(navegaci%C3%B3n)http://es.wikipedia.org/wiki/Alabeo_(navegaci%C3%B3n)http://es.wikipedia.org/wiki/Movimiento_oscilatorio


11/16


12/16

12

o Modo perodo largo o Fugoide o Modo perodo corto

Est claro que no todos los modos son respuestas oscilatorias.

Las condiciones que caracterizan al modo perodo largo son los cambios en la actitud decabeceo, altitud y velocidad, mantenindose prcticamente constante el ngulo deataque. Por otro lado, la condicin que caracteriza al modo perodo corto es que no seproduce prcticamente variacin de la perturbacin de la componente longitudinal de lavelocidad y se elimina del sistema la ecuacin de la componente longitudinal de la fuerza.


13/16

13

Puede obtenerse una aproximacin al modo perodo largo mediante la eliminacin de laecuacin de momento de cabeceo y si se asume que no hay cambio en el ngulo deataque. Hechas esas consideraciones el sistema de ecuaciones se reduce.

Por otro lado, se puede obtener una aproximacin al modo perodo corto si se asumeque u=0 y se descarta la ecuacin de la componente longitudinal de la fuerza.

Derivativas

Las derivativas son coeficientes que establecen la relacin de cambio de una fuerza omomento respecto a una velocidad lineal o angular, y constituyen las entradasaerodinmicas en los anlisis dinmicos.En el anlisis propiamente dicho, para la determinacin de las derivativas de estabilidadse toma una visin global del avin y se consideran las fuerzas y momentos como funcinde todas las velocidades lineales y angulares.

De esta manera es posible expresar la fuerza X: X = X (u(t), w(t), p(t), q(t), r(t) )

Resistencia Aerodinmica

La resistencia total se define fundamentalmente como la suma de la resistencia a cerosustentacin (la parsita), y la inducida (o drag debido a la sustentacin):

La resistencia parsita de un avin es considerada como la suma de la friccin de piel y laresistencia de forma:

La resistencia de friccin o de piel, es causada por los esfuerzos de corte producidos enlas cercanas de la ya conocida capa de lmite; la cual est presente debido a laviscosidad del aire que se resiste al paso de un cuerpo a travs de l.

La magnitud de esa resistencia viscosa depende obviamente de si la capa lmite eslaminar o turbulenta, y por lo tanto es funcin del nmero de Reynolds, de la distribucinde presin y de la rugosidad de la superficie.

Por otro lado, la resistencia de forma es generada por la distribucin de presin estticaalrededor del cuerpo - componente en la direccin del movimiento. Generalmente esconsiderada separadamente como componentes de la resistencia del frente del cuerpo(forebody) y atrs del cuerpo (base).

En lo que respecta a la resistencia inducida, se puede decir que la misma dependefundamentalmente de la distribucin de sustentacin en la envergadura. Es proporcional


14/16

14

al cuadrado del coeficiente de sustentacin. Es la componente que debe ser incluida paratener en cuenta los efectos 3-D de la naturaleza del flujo (envergadura finita) y lageneracin de sustentacin del ala.

La estimacin de la resistencia de un avin completo es difcil y resulta ser un reto para elaerodinamicsta, an para la ms simple configuracin que se tenga.

A continuacin, una serie de definiciones que sintetizan lo hasta aqu expuesto:

1- Resistencia inducida: es la resistencia resultante de la generacin del sistema devrtices corriente abajo de una superficie sustentadora de alargamiento finito.

2- Resistencia parsita: es la resistencia total del avin menos la resistencia inducida. (esdecir que es aquella no asociada con la produccin de sustentacin). Esta, a su vez, sedescompone en las siguientes:

2.1- Resistencia de friccin o de piel: es aquella que resulta de las tensiones de

corte sobre la superficie mojada (esta es la superficie baada por el fluido). 2.2- Resistencia de forma o de presin: es la resistencia de un cuerpo debida a la

del efecto de la presin esttica actuando normalmente a su superficie, en ladireccin del movimiento del fluido.

2.3- Resistencia por interferencia: es el incremento en resistencia debido a laproximidad entre 2 cuerpos. Por ejemplo: la resistencia total del sistema ala-fuselaje es generalmente mayor que la suma de las resistencias del ala y delfuselaje.

2.4- Resistencia de trimado: es el incremento de resistencia debido a las fuerzasaerodinmicas requeridas para equilibrar el vehculo respecto al C.G.Generalmente sta resulta de la adicin de resistencia inducida y de forma sobrela cola horizontal (estabilizador). Ante la falla de un motor, se presenta la situacinen la que es deseable una resistencia de trimado mayor, lo cual es inherente a laaccin correctiva del elemento.Si bien la resistencia de trimado est clasificada como una forma de resistenciaparsita, el cambio en la sustentacin que imprime el trim-tab hace que tambinaporte a la resistencia inducida.

2.5- Resistencia del perfil: sta es la suma de las resistencias de friccin y formapara perfiles bidimensionales.

2.6- Resistencia de enfriamiento: es la resistencia que resulta de la prdida decantidad de movimiento por parte del aire que pasa a travs de la instalacin de la

planta de poder, con el propsito de enfriar el motor, el aceite y los accesorios.(produce una reduccin de alrededor de un 6% de la potencia del motor)

2.7- Resistencia de base: es la contribucin especfica a la resistencia de presindebido a la forma en punta roma de la finalizacin del cuerpo.

2.8- Resistencia de Onda: limitada a flujo supersnico. Esta es una resistencia depresin resultante de la no-cancelacin de las componentes de la presin esttica


15/16


16/16

16

Esto nos lleva al debilitamiento de los vrtices del cuerpo del ala y de fuga, distribuyendoel downwash sobre una envergadura mayor. El lmite resulta estructural, pues A altos nosdan cuerdas menores y una reduccin de t/c y como consecuencia la reduccin deespesores del ala, los largueros y resistencia a la flexin.

El factor de eficiencia de Oswald puede ser mejorado con la distribucin de sustentacinelptica lo cual lleva a una distribucin de velocidad de downwash constante a lo largode la envergadura.

Plantas alares elpticas son de difcil diseo y construccin por lo cual es razonableobtener resultados similares con alas con ahusamiento en su lugar. Tambin se puedereducir mediante el uso de modificaciones en la punta del ala, por ejemplo tanques decombustible, winglets, placas, etc.

Reduccin de la resistencia de onda:

Bordes de ataque agudos aseguran ondas de choque pegadas especialmente utilizandobordes de ataque supersnicos (flecha cero).

Tambin flecha positiva para generar bordes de ataque en flujo subsnico.

aero ii resúmen módulo i

Documents